×
28.07.2018
218.016.766e

Крыло летательного аппарата

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем, выполнено с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью χ=28-35° и содержит сверхкритические профили с увеличенными радиусами носков. Профили крыла по размаху на участке от 0 до 40% имеют увеличенную площадь в носовой части на величину 10-20% и длину концевых участков профилей, увеличенную на 1-3% относительно профиля, расположенного на 43% по размаху крыла. Значение радиусов носков профилей крыла, отнесенных к местной хорде, составляет r≥1.5%. Относительная толщина профилей имеет величину порядка 14% в бортовом сечении и уменьшается до 9% на участке от 65% размаха крыла и до его конца. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества, улучшение топливной эффективности. 4 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано как при разработке крыльев средне- и дальнемагистральных пассажирских самолетов, так и для модернизации уже существующих самолетов.

Наряду с необходимостью обеспечения высокой скорости полета необходимо обеспечивать безопасность полета и снижение экологического воздействия на окружающую среду посредствам снижения выбросов вредных веществ в атмосферу. Вышеперечисленные ограничения могут быть обеспечены путем улучшения аэродинамического совершенства при создании крыльев пассажирских самолетов. Предлагаемое крыло спроектировано для эксплуатации в диапазоне крейсерских скоростей М=0.8-0.86.

Известны различные схемы крыльев современных пассажирских самолетов. Типичное крыло пассажирского самолета состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем для эксплуатации при крейсерских числах М=0.78-0.86.

Известно крыло самолета Эрбас Индастри А-330-300 (см. Пассажирский самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 124-125, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ1/4=28-35°.

Известно крыло самолета Боинг В-777-200 (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 226-227, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.), выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ1/4=28-35°.

Известно стреловидное крыло, состоящее из центроплана, консолей и необходимых функциональных систем, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью до χ=35° и содержащее сверхкритические профили, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с наплывом, величина радиусов носков сечений крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≤0.7%, форма верхней поверхности сечений крыла выполнена с участком малой кривизны, с составляющим 30-50% хорды профиля и определена соотношением Ув.п./Ув.п.max≥0,75 и положением ординаты Ув.п.max верхней поверхности в диапазоне 35-40% хорды профиля, форма нижней поверхности профиля выполнена с подрезкой в хвостовой части. (Патент РФ №2540293. Кл. В64С 3/10, 2013 г.)

Прототипом предлагаемого технического решения является крыло самолета ИЛ-96-400М, состоящее из центроплана, консолей, выполненное с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5 и стреловидностью до χ1/4=30° и содержащее сверхкритические профили, крейсерская скорость полета М=0.8, передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная, задняя кромка выполнена с небольшим наплывом (см. Пассажирские самолеты мира, сост. Беляев В.В., стр 146-147, Москва, АСПОЛ, Аргус 1997 г.).

Общим для всех рассмотренных схем недостатком является ухудшение обтекания верхней поверхности крыла в корневой части крыла и области стыка крыла и фюзеляжа и в области излома крыла и, как следствие, потеря аэродинамического качества при числе Маха М≥0,8 и значительное снижение топливной эффективности.

Задачей и техническим результатом изобретения является повышение аэродинамического совершенства (аэродинамического качества), несущих свойств самолета, на крейсерских режимах полета и, как следствие, снижение расхода топлива и уменьшение вредных выбросов в атмосферу.

Решение поставленной задача и технический результат достигаются тем, что в стреловидном крыле летательного аппарата, содержащем центроплан и консоль, выполненном со стреловидностью χ=28-35° и содержащем сверхкритические профили, профили крыла по размаху на участке от 0 до 40% имеют увеличенную на 10-20% площадь в носовой части и увеличенную на 1-3% длину концевых участков профилей («хвостиков») относительно профиля, расположенного на 43% по размаху крыла, при этом значение радиусов носков профилей крыла, отнесенных к местной хорде, составляет rн.≥1.5%, а относительная толщина профилей имеет величину порядка 14% в бортовом сечении и уменьшается до 9% на участке от 65% размаха крыла и до его конца.

На фиг. 1 показан общий вид стреловидного крыла,

на фиг. 2 - профиль крыла,

на фиг. 3 - характерная картина обтекания верхней поверхности крыла,

на фиг. 4 - изменение аэродинамического качества от числа Маха крейсерского полета.

Крыло летательного аппарата 1 (Фиг. 1) состоит из центроплана 2 и консоли 3, выполнено с удлинением λ=7÷11, сужением η=3÷4,5 и стреловидностью χ=28÷35°, без изломов по передней кромке 4 и изломом 6 и наплывом 7 на задней кромке 5 крыла. Крыло имеет более равномерное распределение толщины сечений по размаху крыла, относительная толщина профилей имеет величину порядка 14% в бортовом сечении 8 и уменьшается до 9% в концевом сечении 9 (Фиг. 1) с практически неизменным значением на участке от 65% размаха крыла и до его конца. Крыло летательного аппарата 1 спроектировано с положительной закрученностью ε=2-3° в бортовом сечении, концевые сечения спроектированы с отрицательной закрученностью ε=-2÷-4°, закон изменения крутки по размаху имеет практически линейный убывающий характер. Крыло летательного аппарата 1 имеет закон распределения нагрузки, отличающийся от эллиптического, такое распределение позволяет ослабить волновой кризис на консолях при больших значениях коэффициента подъемной силы Су, снизить величину изгибающего момента и защитить концевые сечения 9 от преждевременного отрыва потока.

Крыло содержит сверхкритические профили (фиг. 2), характеризуется тем, что профили крыла по размаху от 0 до 40% имеют увеличенную площадь в носовой части на величину 10-20% и длину концевых участков профилей («хвостиков»), увеличенную на 1-3% относительно профиля, расположенного на 43% по размаху крыла, значение радиусов носков профилей крыла, отнесенных к местной хорде, rн.≥1.5%.

Крыло сформировано по девяти базовым сечениям, полученным при помощи многоэтапной процедуры аэродинамического проектирования, состоящих из этапа начального выбора геометрии, этапа решения обратной задачи и этапа многорежимной оптимизации на 10 режимах полета: М=0.835 Су=0.565; М=0.83 Су=0.58; М=0.84 Су=0.55; М=0.835 Су=0.52; М=0.845 Су=0.52; М=0.85 Су=0.52; М=0.83 Су=0.7 при натурном числе Рейнольдса Re=40 млн, а также М=0.835 Су=0.565, М=0.84 Су=0.55 и М=0.845 Су=0.535 при Re=3.6 млн, . Для устранения опасности преждевременного срыва на консольной части крыла с большим сужением на режиме М=0.83 Су=0.7 учитывалась не только величина абсолютного волнового сопротивления, но и величина максимального локального значения СхВсеч≥0.0036. Это позволило добиться более равномерного появления отрывов из-под скачка по размаху.

Был выполнен ряд расчетных исследований, в полном диапазоне крейсерских режимов полета. Результаты расчетов показали, что предлагаемое крыло имеет безотрывный характер обтекания (фиг. 3) верхней поверхности крыла во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки и чисел Маха М.

Были выполнены сравнительные исследования предлагаемого крыла с крылом-прототипом. Результаты исследований показали, что предлагаемое крыло летательного аппарата по сравнению с прототипом позволяет без ухудшения аэродинамических показателей обеспечить дополнительное увеличение аэродинамического качества ΔКмах≈0.5÷1.5 в диапазоне чисел Маха М=0.82÷0.86 и топливной эффективности ΔКмах*М≈0.4÷1.2 (Фиг. 4) и, как следствие, снижение расхода топлива и увеличение безопасности полета.

Таким образом, удается создать крыло летательного аппарата, обладающее следующими преимуществами:

- высокие аэродинамическое качество и топливная эффективность на дозвуковых скоростях полета Мкрейс=0.82-0.86.

Крыло летательного аппарата, содержащее центроплан и консоль, выполненное со стреловидностью χ=28-35°, содержащее сверхкритические профили, отличающееся тем, что профили крыла по размаху на участке от 0 до 40% имеют увеличенную на 10-20% площадь в носовой части и увеличенную на 1-3% длину концевых участков профилей относительно профиля, расположенного на 43% по размаху крыла, при этом значение радиусов носков профилей крыла, отнесенных к местной хорде, составляет r≥1.5%, а относительная толщина профилей имеет величину порядка 14% в бортовом сечении и уменьшается до 9% на участке от 65% размаха крыла и до его конца.
Крыло летательного аппарата
Крыло летательного аппарата
Крыло летательного аппарата
Крыло летательного аппарата
Крыло летательного аппарата
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 1-10 of 255 items.
10.02.2013
№216.012.2454

Способ адаптации рабочей части аэродинамической трубы для получения безындукционного обтекания моделей летательных аппаратов и устройство для его осуществления

Заявленная группа изобретений относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использована при проведении испытаний в трансзвуковых аэродинамических трубах. Предложен новый способ адаптации рабочей части аэродинамической трубы, содержащий новую технологию получения на границах...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474802
Дата охранного документа: 10.02.2013
20.03.2013
№216.012.302a

Измерительное устройство

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано для измерения неэлектрических величин при помощи тензометрических мостовых датчиков с инструментальными усилителями, запитанных постоянным током. Техническим результатом изобретения является повышение точности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002477865
Дата охранного документа: 20.03.2013
10.05.2013
№216.012.3cfa

Способ фрезерования на станках с чпу моделей лопаток роторов газотурбинных двигателей

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в авиадвигателестроении при обработке профиля пера рабочих лопаток газотурбинных двигателей, в частности аэродинамических моделей лопаток роторов газотурбинных двигателей, имеющих малую толщину и осевые габариты 200-300 мм. Способ...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481177
Дата охранного документа: 10.05.2013
20.05.2013
№216.012.4044

Система управления самолётом

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами. Предлагаемая система улучшает характеристики продольного движения за счет введения блока оценки продольной устойчивости самолета и компенсации ее изменения по режимам полета. Ликвидируются характерные для интегральных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482022
Дата охранного документа: 20.05.2013
20.05.2013
№216.012.41f7

Способ создания потока газа в гиперзвуковой вакуумной аэродинамической трубе и аэродинамическая труба

Изобретения относятся к области промышленной аэродинамики, в частности к гиперзвуковым аэродинамическим трубам (АДТ). Предложены способ создания потока и аэродинамическая труба (АДТ) непрерывного действия, охватывающая весь гиперзвуковой диапазон скоростей с числами Маха М≥5, причем для...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482457
Дата охранного документа: 20.05.2013
20.05.2013
№216.012.427e

Аэродинамический стенд для проведения фундаментальных исследований по генерации электроэнергии мгд-методами с использованием в качестве рабочего газа высокотемпературного водорода (h)

Изобретение относится к области энергетики, преимущественно к созданию аварийных энергетических установок большой мощности, работающих на принципе магнитогазодинамического преобразования энергии. Заявленное устройство включает источник высокотемпературного газа, устройство подачи присадки,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482592
Дата охранного документа: 20.05.2013
10.07.2013
№216.012.53c7

Треугольное крыло для сверхзвуковых летательных аппаратов

Изобретение относится к области авиационной техники. Треугольное крыло имеет вершину и центральную хорду, расположенные в плоскости симметрии крыла, прямолинейные передние кромки, выходящие из вершины, и неплоскую срединную поверхность. Срединная поверхность выполнена из двух элементов, которые...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002487050
Дата охранного документа: 10.07.2013
10.07.2013
№216.012.53c8

Предкрылок крыла самолета и способ его обтекания

Группа изобретений относится к области авиации. Предкрылок крыла самолета подвижно соединен с основным крылом и содержит аэродинамически обтекаемую поверхность, включающую заднюю нижнюю кромку. Часть задней нижней кромки предкрылка выполнена по форме гладкой волнистой линии либо волнистой линии...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002487051
Дата охранного документа: 10.07.2013
20.07.2013
№216.012.57a0

Устройство для локального подвода энергии к потоку воздуха, обтекающего объект (варианты)

Изобретение относится к аэродинамике и к энергетическим установкам транспортных средств, в частности к устройствам для улучшения аэродинамического качества путем подвода энергии к их внешней поверхности. Устройство для локального подвода энергии к потоку воздуха, обтекающего объект, содержит...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488040
Дата охранного документа: 20.07.2013
20.07.2013
№216.012.57cb

Способ измерения негерметичности изделий

Изобретение относится к области испытательной техники и может быть использовано для измерения негерметичности изделий, работающих под избыточным давлением. Техническим результатом является повышение точности измерения негерметичности изделия в разных условиях окружающей среды при неодинаковых...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488083
Дата охранного документа: 20.07.2013
Showing 1-10 of 33 items.
10.10.2013
№216.012.724c

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана, консолей. Крыло выполнено с удлинением λ=9,6÷10,5, сужением η=3,5÷4,0 и стреловидностью χ=25÷30°. Передняя и задняя кромки при виде сверху выполнены прямолинейными. Задняя кромка крыла на участке...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002494917
Дата охранного документа: 10.10.2013
20.10.2013
№216.012.75af

Законцовка крыла летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Законцовка крыла летательного аппарата имеет корневой профиль, который выполнен с S-образной средней линией и участком отрицательной вогнутости длиной 20-70% хорды. Изломный и концевой профили законцовки выполнены с положительной вогнутостью....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002495787
Дата охранного документа: 20.10.2013
27.12.2013
№216.012.904e

Механизированное крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Механизированное крыло летательного аппарата состоит из кессонной части крыла, внутренней и внешней секций однощелевых закрылков, внутренней и внешних секций однощелевых предкрылков, элерона, интерцепторов, воздушных тормозов, мотогондолы с пилоном,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002502635
Дата охранного документа: 27.12.2013
27.12.2014
№216.013.1614

Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата выполнено в виде плоского гребня со скругленной передней кромкой, углом стреловидности передней кромки вблизи фюзеляжа 40÷50°. Посредством плавного скругления передняя кромка переходит в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002537076
Дата охранного документа: 27.12.2014
10.02.2015
№216.013.2288

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консоли, выполнено с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4.5, стреловидностью χ=25-40° и содержит сверхкритические профили. Передняя кромка крыла прямолинейная при виде сверху. Задняя кромка выполнена...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002540293
Дата охранного документа: 10.02.2015
20.07.2015
№216.013.626e

Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на гражданских самолетах со стреловидным крылом, образованным по сверхкритическим профилям, и предкрылком в компоновке низкоплан при дозвуковой и околозвуковой скоростях полета. Устройство для повышения несущих свойств...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002556745
Дата охранного документа: 20.07.2015
10.09.2015
№216.013.75f2

Способ определения угла атаки отрыва потока с гладких поверхностей моделей

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах, где требуется определение угла атаки начала отрыва потока и выявление зон отрыва потока с гладких поверхностей испытуемых моделей. В способе по одному из вариантов определения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002561783
Дата охранного документа: 10.09.2015
13.01.2017
№217.015.7c88

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло состоит из центроплана, консоли и необходимых функциональных систем. Крыло выполнено с удлинением λ=7-11, сужением η=3-4,5, стреловидностью до X=35. Крыло содержит сверхкритические профили. Передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002600413
Дата охранного документа: 20.10.2016
25.08.2017
№217.015.98e8

Крыло летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло выполнено с удлинением λ=9-11, сужением η=2,0÷4,0 и стреловидностью X=15÷25. Передняя кромка крыла при виде сверху прямолинейная. Задняя кромка выполнена с наплывом. Крыло составлено из профилей с относительными толщинами в бортовом сечении,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002609623
Дата охранного документа: 02.02.2017
25.08.2017
№217.015.b78f

Мотогондола двигателя на крыле летательного аппарата

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Мотогондола (1) на крыле (3) летательного аппарата установлена так, что координата по оси X составляет 0.7÷0.8 средней аэродинамической хорды крыла, отложенной от передней кромки крыла (6) до среза сопла мотогондолы (5), по оси Y...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614870
Дата охранного документа: 30.03.2017
+ добавить свой РИД